CN109404968B - 一种航空发动机的燃烧室 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种航空发动机的燃烧室，所述燃烧室包括：火焰筒；点火电嘴；环状的点火电嘴衬套，套入所述点火电嘴，其中，所述火焰筒表面开有与所述点火电嘴和所述点火电嘴衬套相应的点火洞，所述点火电嘴和所述点火电嘴衬套位于与所述点火洞对应的位置上，所述点火电嘴的头部与所述火焰筒内部连通，所述头部与所述火焰筒的壁呈平滑过渡，所述点火电嘴衬套的侧壁与所述点火洞的侧壁固定连接，所述点火电嘴衬套上设置有通向所述火焰筒内部的冷却孔，以使得冷却气体从所述冷却孔进入所述火焰筒内部。

Description

一种航空发动机的燃烧室

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种航空发动机的燃烧室。

背景技术

目前燃气轮机普遍采用环形燃烧室，高压气体在燃烧室中燃烧产生高温燃气推动涡轮做功。点火方式采用穿过燃烧室火焰筒的点火电嘴将火焰筒内可燃工质点燃，燃气轮机工作时点火电嘴处于恶劣的高温环境中，同时由于点火电嘴的存在，使火焰筒壁面附近的连续冷却气膜产生中断，恶化了附近火焰筒壁面的冷却状况。为了改善所述区域的冷却状况，需要在所述区域采用高效的冷却技术，以降低所述区域温度，同时提高燃烧室使用寿命。

其中，气膜冷却：是从处于高温环境的表面上的一个或者多个离散孔汇总引入二次气流(冷却工质或射液)，使二次流喷射到高温通道侧的表面，以保护摄入区域和下游区域的表面。

点火电嘴：安装在燃气轮机燃烧室火焰筒上，内含电极、导线与绝缘材料，利用高压电使头部两极间气体击穿产生电火花点燃燃烧室火焰筒内的燃料空气混合物，使燃气轮机开始工作的装置。

发明内容

以下给出一个或多个方面的简要概述以提供对这些方面的基本理解。此概述不是所有构想到的方面的详尽综览，并且既非旨在指认出所有方面的关键性或决定性要素亦非试图界定任何或所有方面的范围。其唯一的目的是要以简化形式给出一个或多个方面的一些概念以为稍后给出的更加详细的描述之序。

本发明提供一种航空发动机的燃烧室，能够对点火电嘴及其附近区域进行有效冷却，进而提高燃烧室的使用寿命。

根据上述目的，本发明提供一种航空发动机的燃烧室，所述燃烧室包括：火焰筒；点火电嘴；环状的点火电嘴衬套，套入所述点火电嘴，其中，所述火焰筒表面开有与所述点火电嘴和所述点火电嘴衬套相应的点火洞，所述点火电嘴和所述点火电嘴衬套位于与所述点火洞对应的位置上，所述点火电嘴的头部与所述火焰筒内部连通，所述头部与所述火焰筒的壁呈平滑过渡，所述点火电嘴衬套的侧壁与所述点火洞的侧壁固定连接，所述点火电嘴衬套上设置有通向所述火焰筒内部的冷却孔，以使得冷却气体从所述冷却孔进入所述火焰筒内部。

在一实施例中，所述冷却孔在火焰筒外部到火焰筒内部的方向上，与所述点火电嘴的轴线呈一角度，以使得所述冷却气体从所述冷却孔进入所述火焰筒内部，并朝向所述点火电嘴的轴线方向流动。

在一实施例中，所述角度大于0°，且小于或等于60°。

在一实施例中，所述冷却孔为内圈冷却孔，位于所述点火电嘴衬套的第一圆周上，所述点火电嘴衬套上还设置有通向所述火焰筒内部的外圈冷却孔，所述外圈冷却孔位于所述点火电嘴衬套的第二圆周上，所述第一圆周的半径小于所述第二圆周的半径。

在一实施例中，所述内圈冷却孔在火焰筒外部到火焰筒内部的方向上，与所述点火电嘴的轴线呈一角度，以使得所述冷却气体从所述内圈冷却孔进入所述火焰筒内部，并朝向所述点火电嘴的轴线方向流动，所述外圈冷却孔在火焰筒外部到火焰筒内部的方向上，与所述航空发动机轴线呈一角度，以使得所述冷却气体从所述外圈冷却孔进入所述火焰筒内部，并朝向所述燃烧室下游流动。

在一实施例中，所述外圈冷却孔在火焰筒外部到火焰筒内部的方向上，与所述航空发动机轴线呈一大于0°，且小于或等于40°的角度。

在一实施例中，所述火焰筒壁上开设有冷却孔，所述火焰筒壁上的所述冷却孔在火焰筒外部到火焰筒内部的方向上，与所述航空发动机轴线呈一角度，以使得所述冷却气体从所述火焰筒壁上的所述冷却孔进入所述火焰筒内部，并朝向所述燃烧室下游流动。

在一实施例中，所述点火电嘴衬套的侧壁上设置有定位凸台，所述点火洞的侧壁设置有与所述定位凸台对应的定位凹槽，所述定位凸台位于所述定位凹槽内。

在一实施例中，所述点火电嘴衬套的侧壁与所述点火洞的侧壁焊接。

在一实施例中，所述点火电嘴的所述头部包括电极，所述电极利用高压电将其附近气体击穿产生火花，点燃所述火焰筒内部的燃料空气混合物。

本发明提供的一种航空发动机的燃烧室，通过在点火电嘴衬套上开设冷却孔，使得冷却气体能够流向点火电嘴及其附近区域，进而对点火电嘴及其附近区域进行有效冷却，提高了燃烧室的使用寿命。

附图说明

在结合以下附图阅读本公开的实施例的详细描述之后，能够更好地理解本发明的上述特征和优点。在附图中，各组件不一定是按比例绘制，并且具有类似的相关特性或特征的组件可能具有相同或相近的附图标记。

图1示出了本发明一种航空发动机的燃烧室一个方面的结构示意图；

图2示出了点火电嘴衬套的结构示意图。

附图标记说明：

101：火焰筒；

102：热流方向；

103：火焰筒壁；

105：点火电嘴；

1000：燃烧区；

106：点火洞；

107、20：点火电嘴衬套；

201：点火电嘴衬套的侧壁；

108：点火洞的侧壁；

130、210：点火电嘴衬套的上环体；

109：空隙；

110：冷却孔；

111：点火电嘴的轴线；

112：火焰筒壁上的冷却孔；

202：内圈冷却孔；

203：外圈冷却孔；

204：定位凸台。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明作详细描述。注意，以下结合附图和具体实施例描述的诸方面仅是示例性的，而不应被理解为对本发明的保护范围进行任何限制。

本发明提供一种航空发动机的燃烧室，能够对点火电嘴及其附近区域进行有效冷却。

请参看图1，图1示出了本发明一种航空发动机的燃烧室一个方面的结构示意图。

火焰筒101的内部的热流方向如箭头102所示，火焰筒壁103的表面上开有点火洞106，用于使得点火电嘴105的头部与燃烧区1000接触，点火电嘴105用于点燃燃烧区1000内的燃料空气混合物，使燃气轮机工作。

为了使得点火电嘴105能够与燃烧区1000接触，火焰筒101表面开有与点火电嘴105相应的点火洞106，点火电嘴105的头部通过点火洞106与燃烧区内的燃料接触。

通常，点火电嘴105是通过外部的结构进行固定的，固定时令点火电嘴105的头部对准点火洞106即可。

在固定完成点火电嘴105后，为了不影响火焰筒101内气体的流动，点火电嘴105的头部与火焰筒101的壁呈平滑过渡。

为了更好地限制点火电嘴105的位置，燃烧室还包括环状的点火电嘴衬套107，用于进一步固定点火电嘴105，防止点火电嘴105与火焰筒壁的直接接触，进而损坏点火电嘴105或火焰筒壁。

请同时参看图2，图2示出了点火电嘴衬套的结构示意图。点火电嘴衬套20是环状的，中心套入点火电嘴，点火电嘴衬套的侧壁201与点火洞106的侧壁108固定连接。

图2中的点火电嘴衬套20的上环体210，对应于图1中的上环体130，是用于安装其他部件使用的。

实际上，点火洞106的大小要同时能够容纳下点火电嘴105和点火电嘴衬套107，点火电嘴衬套107可以跟点火电嘴105之间留有少许空隙109。

冷却气体在火焰筒的外壁流动，以期进入火焰筒内部形成冷却气膜对火焰筒进行冷却。点火电嘴衬套107上设置有通向火焰筒内部燃烧区1000的冷却孔110，以使得冷却气体从冷却孔110进入火焰筒内部。

这样，点火电嘴及其附近区域的火焰筒内部区域即可得到冷却气膜的有效冷却，提高了燃烧室的使用寿命。

在一实施例中，冷却孔110在火焰筒外部到火焰筒内部的方向上，与点火电嘴的轴线111呈一角度，以使得冷却气体从冷却孔110进入火焰筒内部，并朝向点火电嘴的轴线方向流动。这样冷却气体即可更好地到达点火电嘴及其附近区域，并对点火电嘴及其附近区域进行冷却。

在一实施例中，冷却孔110与点火电嘴的轴线111所呈的角度为大于0°，且小于或等于60°。

请继续参看图2，点火电嘴衬套20上的冷却孔包括两圈冷却孔，内圈冷却孔202和外圈冷却孔203，内圈冷却孔202位于点火电嘴衬套107的第一圆周上，也就是说，包括多个内圈冷却孔，每一个内圈冷却孔到点火电嘴衬套的圆心的距离相等。

由于剖面位置的关系，在图1中示出的冷却孔110是内圈冷却孔，在图1中没有示出外圈冷却孔。

外圈冷却孔203位于点火电嘴衬套107的第二圆周上，也就是说，包括多个外圈冷却孔，每一个外圈冷却孔到点火电嘴衬套的圆心的距离相等。其中，第一圆周的半径小于第二圆周的半径。很显然，设置两圈冷却孔能够更好地让冷却气体进入并进行冷却。

在一实施例中，内圈冷却孔202在火焰筒外部到火焰筒内部的方向上，与点火电嘴的轴线呈一角度，以使得冷却气体从内圈冷却孔进入火焰筒内部，并朝向点火电嘴的轴线方向流动。此时，内圈冷却孔202的主要作用是对点火电嘴及其附近区域进行冷却，形成一层包绕于点火电嘴头部断面上的冷却气，对其形成热防护。

在一实施例中，内圈冷却孔202与点火电嘴的轴线111所呈的角度为大于0°，且小于或等于60°。

外圈冷却孔203在火焰筒外部到火焰筒内部的方向上，与航空发动机轴线呈一角度，以使得冷却气体从外圈冷却孔进入火焰筒内部，并朝向燃烧室下游流动。外圈冷却孔203的主要作用是，对点火电嘴下游火焰筒部分无冷气膜区域形成冷却。

在一实施例中，外圈冷却孔203与航空发动机轴线呈一大于0°，且小于或等于40°的角度。请继续参看图1，在一实施例中，火焰筒壁103上开设有冷却孔112，火焰筒壁103上的冷却孔112在火焰筒外部到火焰筒内部的方向上，与航空发动机轴线呈一角度。火焰筒外的冷却气流经焰筒壁103上的冷却孔112进入燃烧区1000，，并朝向燃烧室下游流动，在火焰筒面向燃烧区的一侧壁面上形成一层冷却气膜，对火焰筒整体进行冷却。

在一实施例中，点火电嘴衬套107的侧壁与点火洞104的侧壁焊接。也就是说，点火电嘴衬套107是直接与火焰筒壁通过焊接来固定连接的。

请继续参看图2，在一实施例中，点火电嘴衬套20的侧壁上设置有定位凸台204，点火洞的侧壁设置有与定位凸台204对应的定位凹槽，在固定点火电嘴衬套20时，将定位凸台204位于定位凹槽内，然后可以通过焊接的方式进行点火电嘴衬套20和火焰筒壁的连接，这样，可以更好地固定点火电嘴衬套20和火焰筒壁。

前述的各冷却孔的形状可以为圆柱型孔或扩张形孔等。

综上所述，本发明提供的一种航空发动机的燃烧室，由点火电嘴衬套的内圈冷却孔流出的冷却气体对点火电嘴顶部形成冷却保护，阻止高温燃气覆盖该区域。点火电嘴衬套的外圈冷却孔方向指向火焰筒下游，由外圈冷却孔流出的冷却气体在点火电嘴下游重新形成覆盖气膜，有利于降低点火电嘴下游火焰筒壁面温度。

本发明提供的燃烧室能够降低点火电嘴和点火电嘴周围火焰筒的温度，提高燃烧室使用寿命。

提供对本公开的先前描述是为使得本领域任何技术人员皆能够制作或使用本公开。对本公开的各种修改对本领域技术人员来说都将是显而易见的，且本文中所定义的普适原理可被应用到其他变体而不会脱离本公开的精神或范围。由此，本公开并非旨在被限定于本文中所描述的示例和设计，而是应被授予与本文中所公开的原理和新颖性特征相一致的最广范围。

Claims (8)

1.一种航空发动机的燃烧室，其特征在于，所述燃烧室包括：

火焰筒；

点火电嘴；

环状的点火电嘴衬套，套入所述点火电嘴，其中，所述火焰筒表面开有与所述点火电嘴和所述点火电嘴衬套相应的点火洞，所述点火电嘴和所述点火电嘴衬套位于与所述点火洞对应的位置上，

所述点火电嘴的头部与所述火焰筒内部连通，所述点火电嘴的头部与所述火焰筒的壁呈平滑过渡，所述点火电嘴衬套的侧壁与所述点火洞的侧壁固定连接，所述点火电嘴衬套上设置有通向所述火焰筒内部的冷却孔，以使得冷却气体从所述冷却孔进入所述火焰筒内部；其中

所述点火电嘴衬套上设置有通向所述火焰筒内部的冷却孔包括内圈冷却孔和外圈冷却孔；

所述内圈冷却孔在火焰筒外部到火焰筒内部的方向上，与所述点火电嘴的轴线呈一角度，以使得所述冷却气体从所述内圈冷却孔进入所述火焰筒内部，并朝向所述点火电嘴的轴线方向流动；以及

所述外圈冷却孔在火焰筒外部到火焰筒内部的方向上，与航空发动机轴线呈一角度，以使得所述冷却气体从所述外圈冷却孔进入所述火焰筒内部，并朝向所述燃烧室下游流动。

2.如权利要求1所述的燃烧室，其特征在于，所述内圈冷却孔与所述点火电嘴的轴线之间所呈角度大于0°，且小于或等于60°。

3.如权利要求1所述的燃烧室，其特征在于，所述内圈冷却孔位于所述点火电嘴衬套的第一圆周上，所述外圈冷却孔位于所述点火电嘴衬套的第二圆周上，所述第一圆周的半径小于所述第二圆周的半径。

4.如权利要求1所述的燃烧室，其特征在于，所述外圈冷却孔在火焰筒外部到火焰筒内部的方向上，与所述航空发动机轴线呈一大于0°，且小于或等于40°的角度。

5.如权利要求1所述的燃烧室，其特征在于，火焰筒壁上开设有冷却孔，所述火焰筒壁上的所述冷却孔在火焰筒外部到火焰筒内部的方向上，与所述航空发动机轴线呈一角度，以使得冷却气体从所述火焰筒壁上的所述冷却孔进入所述火焰筒内部，并朝向所述燃烧室下游流动。

6.如权利要求1所述的燃烧室，其特征在于，所述点火电嘴衬套的侧壁上设置有定位凸台，所述点火洞的侧壁设置有与所述定位凸台对应的定位凹槽，所述定位凸台位于所述定位凹槽内。

7.如权利要求6所述的燃烧室，其特征在于，所述点火电嘴衬套的侧壁与所述点火洞的侧壁焊接。

8.如权利要求1所述的燃烧室，其特征在于，所述点火电嘴的所述头部包括电极，所述电极利用高压电将其附近气体击穿产生火花，点燃所述火焰筒内部的燃料空气混合物。

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